ОТДЕЛЯЕМЫЙ ОТ ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ЭЛЕМЕНТ, ОБЛАДАЮЩИЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКИМ КАЧЕСТВОМ

Изобретение относится к области аэродинамики, а именно к разработке отделяемого от гиперзвукового летательного аппарата (ЛА) элемента, обладающего аэродинамическим качеством, и способа спуска его в атмосфере. Может быть использовано при создании гиперзвуковых ЛА различного назначения: многоразовых транспортных космических систем, ракет-носителей (РН) и других гиперзвуковых систем и аппаратов и предназначено для обеспечения стабилизированного спуска отделяемых от гиперзвукового ЛА элементов, обладающих аэродинамическим качеством, например створок головного обтекателя (ГО), элементов обечаек и т.д.

Создание изобретения обусловлено необходимостью уменьшения размеров зон, отчуждаемых под районы падения (РП) отделяемых от гиперзвукового ЛА элементов, обладающих аэродинамическим качеством, и сокращения материальных затрат на эксплуатацию РП.

Известен отделяемый элемент, выполненный в виде створки ГО космической головной части (КГЧ) РН, содержащий оболочку с силовыми элементами [1]. Створку отделяют от РН и она совершает автономный неуправляемый спуск в атмосфере.

Приведенное устройство наиболее близко к предлагаемому и принято авторами за прототип устройства.

Недостаток этого технического решения - отсутствие устройств, позволяющих осуществлять управляемый ориентированный спуск, что позволило бы использовать небольшие по площади районы падения.

Задачей изобретения является стабилизация на заданном угле атаки отделяемых от гиперзвукового ЛА элементов, обладающих аэродинамическим качеством, и обеспечение тем самым уменьшения размеров их РП.

Техническими результатами изобретения являются
- совмещение углов естественной и принудительной балансировки отделяемого элемента за счет локального перетекания аэродинамического потока, что обеспечивает устойчивую стабилизацию отделяемого элемента на принудительном угле атаки;
- обеспечение стабилизирующего момента без привлечения дополнительных внешних средств стабилизации.

Задача выполняется за счет того, что в известном отделяемом от гиперзвукового ЛА элементе, обладающем аэродинамическим качеством, содержащем оболочку, согласно изобретению в оболочке выполнены отверстия, снабженные крышками, при этом крышки соединены по периметру отверстий с оболочкой посредством узлов связи с возможностью отделения крышек от оболочки.

Узел связи может быть выполнен в виде удлиненного кумулятивного заряда, соединенного с приводом и блоком управления открытия крышек.

Признаки, отличающие изобретение от прототипа, позволяют сделать вывод о соответствии предложенного технического решения критерию "новизна". Изобретение явным образом не следует из уровня техники, т.е. соответствует критерию "изобретательский уровень".

Сущность изобретения поясняется на примере решения поставленной задачи применительно к отделяемым (секционным) элементам ГО КГЧ, обладающим аэродинамическим качеством (для одного из вариантов РН).

На фиг. 1 приведена схема функционирования РН с разделением ГО КГЧ на створки, где 1 - РН с собранной КГЧ, 2 - створка ГО, 3 - момент разделения ГО КГЧ на элементы (створки), 4 - момент начала осуществления локального перетекания аэродинамического потока через поверхность створок ГО.

На фиг. 2 представлена схема створки ГО 2 с отверстиями и ее фрагмент в исходном состоянии с составляющими частями, где 5 - оболочка отделяемого элемента, 6 - отверстия, 7 - крышки отверстий, 8 - узлы связи крышек отверстий с оболочкой отделяемого элемента. Здесь же приведены связанная со створкой система координат OXY; угол атаки α; положение центра масс ц.м.; положение центра давления ц.д.; вектор скорости набегающего потока V_∞; суммарная сила, действующая на створку ГО R; составляющие суммарной силы в связанной системе координат Х и Y, аэродинамическая сила лобового сопротивления Ха и аэродинамическая подъемная сила Ya; аэродинамический момент относительно центра масс Mz; сила ΔY и момент - Mz, возникающие в результате сброса крышек отверстий.

На фиг.3 приведены зависимости аэродинамического коэффициента m_z момента тангажа створки ГО в зависимости от угла атаки α на гиперзвуковом участке полета для створки ГО с отверстиями, закрытыми крышками (кривая 9), и створки ГО с открытыми отверстиями (кривая 10).

На фиг. 4 приведены зависимости аэродинамических коэффициентов С_ха лобового сопротивления и С_уа подъемной силы от угла атаки α на гиперзвуковом участке полета для створки ГО с отверстиями, закрытыми крышками (кривая 11), и створки ГО с открытыми отверстиями (кривая 12).

Отделяемый от гиперзвукового ЛА элемент, обладающий аэродинамическим качеством (фиг. 2), содержит оболочку отделяемого элемента 5, в которой выполнены отверстия 6, снабженные крышками отверстий 7, при этом крышки отверстий 7 соединены по периметру отверстий 6 с оболочкой отделяемого элемента 5 посредством узлов связи крышек отверстий с оболочкой отделяемого элемента 8 с возможностью отделения крышек отверстий 7 от оболочки отделяемого элемента 5.

Узел связи крышки отверстия с оболочкой отделяемого элемента 8 может быть выполнен, например, в виде удлиненного кумулятивного заряда (УКЗ) [2], соединенного с приводом и блоком управления открытия крышек.

Место расположения отверстий 6 на оболочке отделяемого элемента 5 выбирают таким образом, чтобы момент, действующий на поверхность крышек отверстий 7, действовал в направлении момента, который нужно обнулить.

Так как при гиперзвуковых скоростях полета имеет место "закон локальности", согласно которому коэффициент давления в каждой локальной точке зависит только от угла встречи набегающего потока с поверхностью и не зависит от общего распределения коэффициента давления по поверхности (см., например [3] ), то размеры и местоположение отверстий на поверхности отделяемого элемента связаны с величиной аэродинамического момента M_z, действующего на отделяемый элемент на угле атаки, соответствующем нулевой аэродинамической подъемной силе и минимуму лобового аэродинамического сопротивления на гиперзвуковом участке полета [4], неявным соотношением:
M_z=m_zS^*L^*q,

где С_р - локальный коэффициент давления, действующий на оболочку;
n_х, n_у - компоненты единичного вектора нормали поверхности;
х, у - координаты по осям Ох и Оу, отсчитываемые от центра масс;
S_f - площадь отверстий;
S* - характерная площадь;
L* - характерная длина;
q - скоростной напор аэродинамического потока.

Так как зависимость неявная, выбор площади и мест расположения отверстий осуществляется путем подбора для заданного отделяемого элемента.

Спуск створки ГО в атмосфере осуществляют следующим образом.

После подъема РН 1 на заданную высоту производят отделение створок ГО 2 от РН (фиг.1, поз.3). На створку ГО 2 с отверстиями 6, закрытыми крышками 7, действуют (фиг. 2): аэродинамическая сила лобового сопротивления Ха и аэродинамическая подъемная сила Ya, приложенные в центре давления (ц.д.), и возмущающий момент M_z относительно центра масс (ц.м.). Изменения коэффициентов m_z, C_xa, С_уа от угла атаки приведены на фиг.3 и 4, кривые 9 и 11.

После отделения створки ГО 2 от РН 1 (фиг.1, поз. 4) с временной задержкой, обеспечивающей безопасное удаление створок от ракеты, осуществляют сброс крышек 7 посредством, например, подрыва УКЗ по периметру отверстий 6 (фиг. 2), вследствие чего осуществляется локальное перетекание аэродинамического потока через отверстия 6. В результате изменяется угол естественной балансировки створки ГО 2 и обнуляется аэродинамический момент M_z (фиг.2) на угле атаки, соответствующем нулевой подъемной силе и минимуму лобового сопротивления на гиперзвуковом участке полета (фиг.3 и 4, т. "а").

Таким образом, осуществление локального перетекания аэродинамического потока через поверхность отделяемого элемента приводит к обнулению аэродинамического момента и позволяет совместить углы естественной и принудительной балансировки, что приводит к стабилизации на принудительном угле атаки, т.е. к осуществлению поставленной задачи.

Расчеты показали, что для створки ГО, выполненной в виде полукруговой обечайки (цилиндр-затупленное по сфере оживало) длиной 23,86 м и удлинением 3,56, отверстие, представляющее собой "в свету" прямоугольник со сторонами 4,52 м на 5,25 м (17% от площади створки "в плане"), примыкающий к торцевому шпангоуту, обнуляет аэродинамический момент и совмещает углы естественной и принудительной балансировки (фиг.3, т. "b" и т. "а"), что приводит к устойчивой стабилизации и может сократить площадь РП до 10 раз.

Уменьшение размеров РП может быть получено для элементов ГО всех существующих и перспективных РН, а также для других отделяемых в процессе полета элементов конструкции РН (элементов корпусов, донных защит, обтекателей, отделяемых баков и т.д.).

Уменьшение РП отделяемых элементов позволяет существенно сократить материальные затраты на аренду отчуждаемых РП, в частности, в странах СНГ.

Литература
1. Космонавтика. - М., из-во Сов. энц., 1985, стр. 89-90.

2. Основы конструирования ракет-носителей космических аппаратов. - М., Машиностроение, 1991, стр. 352,
3. Бунимович А.И. Соотношения между силами, действующими на тела, движущиеся в разреженном газе, в потоке света и в гиперзвуковом ньютоновском потоке. - Изв. АН СССР, МЖГ, 1973, 4, стр. 89-95.

4. Патент RU 2086903 С1; МПК7: F 42, В 15/00.